بررسی انتقال حرارت در محفظه احتراق موتور توربینی به منظور طراحی محفظه طراحی موتور موشک طلوع 4

طراحی محفظه احتراق از مهم ترین قسمتهای طراحی یک توربین گاز می باشد. وجود معادلات غیرخطی، پیچیده و گذرا، بررسی پارامترهای حاکم بر طراحی و بهینه نمودن آنها را بسیار مشکل می کند. یکی از نکات مهم در طراحی محفظه احتراق خنک کاری آن می باشد که بواسطه وجود دماهای بالای گاز در محفظه و محدودیت مواد قابل کاربرد از اهمیت ویژه ای برخوردار است . بمنظور خنک کاری محفظه احتراق از دو روش خنک کاری توسط مجرا (slot film cooling) و خنک کاری از طریق سوراخ (hole file cooling) استفاد می کنند. در حالت اول به علت ورود جریان مجرا به جریان اصلی، می توان مساله را بصورت دو بعدی حل نمود. ولی در زمین وضعیت با ورود جریان از سوراخ، معادلات مربوطه سه بعدی می شوند، زیرا در تمام جهات مختصاتی سرعت ها و دماها متغیر می باشند. اکثر نتایج موجود در این حیطه (خنک کاری سطحی سه بعدی) بصورت نمودار بوده و روابط تجربی ارائه شده محدود می باشند. در این تحقیق طراحی مقدماتی محفظه احتراق از طریق تخمین ابعاد محفظه و تعداد و قطر سوراخهای خنک کاری و نیز دماهای خنک کاری شده دیواره محفظه داخلی (liner) انجام شده است . از آنجائیکه این محفظه احتراق در موتور موشک نصب می شود، عمر کمی داشته و بهمین دلیل در خنک کاری محفظه از سوراح استفاده شده است تا ملاحظات اقتصادی صورت گرفته باشد. همچنین با استفاده از رابطه اثر بخشی (effectiveness)، دمای دیواره در چند نقطه بدست آورده شده است . سپس با در نظر گرفتن ناحیه اولیه محفظه احتراق بصورت استکیومتریک ، تعداد و قطر سوراخها در نواحی مختلف محفظه احتراق ارائه شده است که مقایسه انتهائی تطابق نسبتا خوبی را نشان می دهد. همچنین بعلت پیچیدگی و کثرت روابط و احتیاج به تکرار آنها، یک کد کامپیوتری نوشته شده است .